EPPLER 1098 AIRFOIL (e1098-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 1098 AIRFOIL (e1098-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.3 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e1098-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e1098-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 1098 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.5043 0.11647 0.11141 -0.0420 0.9897 0.1558
-9.000 -0.5625 0.10621 0.10124 -0.0456 0.9927 0.1337
-8.750 -0.5989 0.10246 0.09758 -0.0426 0.9969 0.1303
-8.500 -0.6485 0.09816 0.09333 -0.0404 1.0000 0.1289
-8.250 -0.6993 0.09388 0.08904 -0.0393 1.0000 0.1279
-8.000 -0.7531 0.08825 0.08319 -0.0395 1.0000 0.1257
-7.750 -0.7745 0.08323 0.07788 -0.0392 1.0000 0.1200
-7.500 -0.7832 0.07840 0.07283 -0.0386 1.0000 0.1157
-7.250 -0.8042 0.07223 0.06562 -0.0392 1.0000 0.1078
-7.000 -0.7949 0.06823 0.06153 -0.0385 1.0000 0.1055
-6.750 -0.7870 0.06422 0.05716 -0.0381 1.0000 0.1029
-6.500 -0.7760 0.06047 0.05293 -0.0379 1.0000 0.1005
-6.250 -0.7619 0.05731 0.04931 -0.0375 1.0000 0.1001
-6.000 -0.7456 0.05468 0.04629 -0.0371 1.0000 0.1013
-5.750 -0.7274 0.05237 0.04359 -0.0366 1.0000 0.1027
-5.500 -0.7077 0.05024 0.04108 -0.0359 1.0000 0.1041
-5.250 -0.6873 0.04845 0.03896 -0.0350 1.0000 0.1052
-5.000 -0.6664 0.04698 0.03715 -0.0338 1.0000 0.1071
-4.750 -0.6471 0.04562 0.03581 -0.0321 1.0000 0.1113
-4.500 -0.6286 0.04474 0.03497 -0.0304 1.0000 0.1190
-4.250 -0.6110 0.04398 0.03426 -0.0281 1.0000 0.1264
-4.000 -0.5935 0.04334 0.03357 -0.0261 1.0000 0.1373
-3.750 -0.5774 0.04225 0.03276 -0.0247 1.0000 0.1556
-3.500 -0.5573 0.04043 0.03136 -0.0250 1.0000 0.1971
-3.250 -0.5600 0.04225 0.03581 -0.0146 1.0000 0.5925
-3.000 -0.5654 0.04525 0.03877 -0.0030 1.0000 0.6402
-2.750 -0.5675 0.04710 0.04055 0.0065 1.0000 0.6730
-2.500 -0.5718 0.04863 0.04203 0.0165 1.0000 0.7066
-2.250 -0.5804 0.05000 0.04339 0.0280 1.0000 0.7486
-2.000 -0.5881 0.05102 0.04437 0.0395 1.0000 0.7926
-1.750 -0.5790 0.05209 0.04529 0.0480 1.0000 0.8336
-1.500 -0.5660 0.05177 0.04474 0.0499 1.0000 0.8515
-1.250 -0.5475 0.05140 0.04413 0.0502 1.0000 0.8620
-1.000 -0.5381 0.05063 0.04316 0.0512 1.0000 0.8706
-0.750 -0.5198 0.05027 0.04260 0.0509 1.0000 0.8779
-0.500 -0.5093 0.04961 0.04174 0.0515 1.0000 0.8847
-0.250 -0.4888 0.04942 0.04136 0.0506 1.0000 0.8904
0.000 -0.4736 0.04906 0.04083 0.0503 1.0000 0.8962
0.250 -0.4568 0.04882 0.04042 0.0498 1.0000 0.9011
0.500 -0.4370 0.04876 0.04021 0.0488 1.0000 0.9059
0.750 -0.4193 0.04869 0.03998 0.0480 1.0000 0.9109
1.000 -0.3999 0.04874 0.03989 0.0468 1.0000 0.9152
1.250 -0.3777 0.04899 0.04002 0.0452 1.0000 0.9198
1.500 -0.3566 0.04927 0.04017 0.0437 1.0000 0.9247
1.750 -0.3298 0.05000 0.04077 0.0410 0.9973 0.9292
2.000 -0.2935 0.05142 0.04207 0.0364 0.9906 0.9338
2.250 -0.2539 0.05347 0.04399 0.0312 0.9832 0.9395
2.500 -0.2225 0.05437 0.04480 0.0275 0.9736 0.9440
2.750 -0.1880 0.05570 0.04605 0.0232 0.9646 0.9487
3.000 -0.1449 0.05821 0.04848 0.0172 0.9566 0.9555
3.250 -0.1108 0.05921 0.04943 0.0130 0.9450 0.9607
3.500 -0.0780 0.06045 0.05065 0.0089 0.9340 0.9666
3.750 -0.0400 0.06242 0.05258 0.0037 0.9250 0.9730
4.000 0.0045 0.06487 0.05500 -0.0027 0.9137 0.9813
4.250 0.0317 0.06567 0.05581 -0.0058 0.9005 0.9916
4.500 0.0488 0.06639 0.05652 -0.0071 0.8888 1.0000
4.750 0.0713 0.06788 0.05797 -0.0094 0.8791 1.0000
5.000 0.1024 0.06993 0.06000 -0.0132 0.8680 1.0000
5.250 0.1212 0.07080 0.06086 -0.0149 0.8554 1.0000
5.500 0.1442 0.07237 0.06243 -0.0174 0.8447 1.0000
5.750 0.1887 0.07619 0.06622 -0.0236 0.8360 1.0000
6.000 0.2069 0.07702 0.06708 -0.0253 0.8226 1.0000
6.250 0.2272 0.07850 0.06858 -0.0274 0.8102 1.0000
6.500 0.2514 0.08062 0.07072 -0.0303 0.7994 1.0000
6.750 0.2972 0.08478 0.07489 -0.0363 0.7898 1.0000
7.000 0.3135 0.08593 0.07608 -0.0378 0.7761 1.0000
7.250 0.3311 0.08761 0.07780 -0.0397 0.7631 1.0000
7.500 0.3511 0.08980 0.08004 -0.0419 0.7514 1.0000
7.750 0.3796 0.09283 0.08309 -0.0453 0.7412 1.0000
8.000 0.4156 0.09626 0.08656 -0.0493 0.7287 1.0000
8.250 0.4271 0.09774 0.08809 -0.0502 0.7152 1.0000
8.500 0.4403 0.09976 0.09017 -0.0515 0.7027 1.0000
8.750 0.4572 0.10227 0.09272 -0.0532 0.6914 1.0000
9.000 0.4847 0.10559 0.09609 -0.0559 0.6809 1.0000
9.250 0.5135 0.10871 0.09926 -0.0584 0.6677 1.0000
9.500 0.5180 0.11025 0.10087 -0.0586 0.6548 1.0000
9.750 0.5263 0.11254 0.10322 -0.0593 0.6438 1.0000
10.000 0.5447 0.11556 0.10630 -0.0609 0.6339 1.0000
10.250 0.5735 0.11899 0.10980 -0.0631 0.6216 1.0000
10.500 0.5841 0.12105 0.11194 -0.0638 0.6085 1.0000
10.750 0.5844 0.12323 0.11420 -0.0641 0.5986 1.0000
11.250 0.6614 0.12477 0.11591 -0.0652 0.5336 1.0000
11.500 0.6670 0.12900 0.12024 -0.0668 0.5341 1.0000
11.750 0.6402 0.13425 0.12556 -0.0685 0.5523 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 1098 AIRFOIL (e1098-il)